Изучение влияния формы поверхности и критерия Прандтля на температуру теплоизолированного тела, обтекаемого сверхзвуковым потоком газа тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.14 ВАК РФ

/

ЗДИТОВЕЦ Андрей Геннадьевич

ИЗУЧЕНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ПОВЕРХНОСТИ И КРИТЕРИЯ ПРАНДТЛЯ НА ТЕМПЕРАТУРУ ТЕПЛОИЗОЛИРОВАННОГО ТЕЛА, ОБТЕКАЕМОГО СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ ГАЗА

01.04.14 - Теплофизика и теоретическая теплотехника

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена в Институте высоких температур ОИВТ РАН

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

академик РАН, доктор технических наук А.И. Леонтьев.

доктор технических наук В.Н. Харченко, кандидат технических наук В.А. Курганов

Ведущая организация: НПО «Энергомаш» им. академика В.П. Глушко.

Защита состоится «/5» 2005 г. в // часов на заседании

Диссертационного совета Д 002.110.02 при Объединенном институте высоких температур РАН по адресу: 125412, Москва, Ижорская ул., 13/19, ОИВТ РАН. Факс: 485-99-22

С диссертацией можно ознакомится в библиотеке ОИВТ РАН.

Отзывы на автореферат просьба присылать по адресу: 125412 Москва, Ижорская ул. 13/19, ОИВТ РАН.

Автореферат разослан «/J» cm7d¿fri 2005 !

Ученый секретарь

Диссертационного совета Д 002.110.02 доктор физико-математических наук

Л. Холмкин

© Объединенный институт высоких температур РАН, 2005 © Институт высоких температур ОИВТ РАН, 2005

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Для расчета аэродинамического нагрева поверхностей, обтекаемых сверхзвуковым потоком газа, а также перспективных устройств, использующих эффект газодинамической температурной стратификации необходимо знание равновесной температуры стенки, так как именно она, а не температура торможения потока, является величиной определяющей теплообмен с поверхностью в высокоскоростном газовом потоке. И в первом и во втором случае снижение равновесной температуры при прочих равных условиях позволяет существенно уменьшить удельные тепловые потоки к поверхности и увеличить эффект газодинамической температурной стратификации, поэтому необходимы надежные экспериментальные данные по влиянию параметров потока и обтекаемого тела на равновесную температуру стенки. Имеющиеся в этой области публикации малочисленны и противоречивы.

Целью настоящей работы является изучение влияния формы поверхности и критерия Прандтля на температуру теплоизолированного тела (равновесную температуру стенки), обтекаемого сверхзвуковым потоком газа.

Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Проведено исследование влияния формы боковой поверхности и формы торца теплоизолированного стержня, помещенного в сверхзвуковой поток, на распределение и величину равновесной температуры стенки.

2 Проведено измерение равновесной температуры стенки сверхзвукового сопла у аргон-водородной смеси, при наименьшем числе Прандтля, возможном для данной смеси 0.36.

3. В отличие от многочисленных исследований по определению равновесной температуры стенки, данные результаты получены с использованием высокочувствительного измерительною оборудования, работающего в инфракрасной области электромагнитного спектра.

Практическая ценность работы состоит в том, что полученные в диссертации результаты позволяют дать надежные рекомендации по методам снижения равновесной температуры стенки и методам расчета процессов теплообмена при обтекании тел потоком сжимаемого газа.

Результаты диссертации могут быть основой для дальнейшего развития теории и постановки новых экспериментов.

РОС НАЦИ&НЛ..'Ы(лч БИБЛИОТЕКА СИ 09

пьлишькл

Апробация работы. Основные результаты диссертации были представлены на конференциях' «Ломоносовские чтения» МГУ им. М.В Ломоносова, Москва 2004 г. и 2005 г.; на 4-ой международной школе-семинаре «Внутрикамерные процессы, горение и газовая динамика дисперсных систем», Санкт-Петербург, 2004 г , на ХП-ой школе-семинаре «Современные проблемы аэрогидродинамики», Сочи, 2004 г., на конференции-конкурсе молодых ученых в Институте механики MI У им М.В Ломоносова, Москва, 2004 г ; на XII-ой Всероссийской межвузовской научно-технической конференции «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели», Москва, 2004 г ; на 2-ой Российской конференции «Тепломассообмен и гидродинамика в закрученных потоках», Москва, 2005 г., на XV-ой школе-ссминаре молодых ученых под руководством академика РАН А.И Леонтьева «Проблемы газодинамики и тепломассообмена в энергетических установках» Калуга, 2005 i

По материалам диссертационной работы опубликовано 9 печатных работ, список которых приведен в конце автореферата

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, трех глав и заключения, содержит 108 страниц машинописного текста, 68 рисунков, список литературы из 74 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность, научная новизна и практическая значимость проблем, решаемых в работе Сформулированы цели работы и определен круг задач, подлежащих решению в процессе исследований. Показано, что величина равновесной температуры стенки, а, следовательно, и величина аэродинамическою нагрева и газодинамической температурной стратификации, напрямую зависят oí значения коэффициента восстановления температуры, который в свою очередь является мерой восстановления кинетической энергии в тепловую

В первой главе дан обзор экспериментальных и теоретических работ, связанных с определением величины коэффициента восстановления температуры В связи с тем, что коэффициент восстановления зависит от многих переменных таких как: критериев Рейнольдса, Маха, Прандтля, турбулентного числа Прандтля, параметров вдува и отсоса, градиента давления, формы обтекаемой поверхности, то глава была разделена на разделы, в каждом из которых рассматривались работы по влиянию отдельных воздействий В итоге сделаны следующие заключения

1 Многочисленными экспериментальными исследованиями показано что, коэффициент восстановления температуры на гладкой пластине и на телах вращения (конус, конус-цилиндр) с осью параллельной направлению потока, практически не

зависит 01 числа Рейнольдса и числа Маха. В случае ламинарного пограничного слоя определяется выражением а при развитом турбулентном пограничном слое

г = ЧРг. Необходимо отметить, что данные выражения подтверждены экспериментально только для воздуха.

2. Исследования влияния градиента давления на коэффициент восстановления температуры малочисленны и не позволяют сделать однозначный вывод о влиянии этого фактора. Теоретические исследования Спенса, Рональда указывают на снижение величины г при положительном градиенте давления. Исследования на цилиндре, расположенном нормально к направлению потока, дают обнадеживающие результаты о возможности существенно снизить величину коэффициента восстановления температуры. Окончательное понимание данного явления требует дальнейшего подробного исследования.

3. Изучению влияния вдува на величину коэффициента восстановления посвящено множество работ. Общее в этих работах то, что с увеличением вдува вторичною I аза величина коэффициента восстановления на поверхности пластины заметно уменьшается, но имеется существенное различие ^ежду опытными данными различных исследователей.

4. Перспективными являются исследования влияния формы поверхности и вихреобразующею рельефа на коэффициент восстановления. Получены определенные результаты в этой области, позволяющие говорить о большом потенциале данного направления, но вопрос об оптимизации формы, расположения и размеров вихреобразующего рельефа еще далек от завершения и ждет своего решения.

5 В литературе отсутствуют экспериментальные данные по коэффициенту восстановления при течении смесей с низкими числами Прандтля.

Во второй главе приведено описание экспериментальною оборудования, методики проведения исследования и обработки полученных данных Использовалось два экспериментальных стенда. Экспериментальный стенд для исследования влияния формы поверхности теплоизолированного стержня на коэффициент восстановления температуры показан на рис.1. Сжатый воздух из магистрали подавался в форкамеру 3, где происходило выравнивание поля скоростей потока. Далее воздух разгонялся в сверхзвуковом осесимметричном сопле У,(диаметр критического сечения сопла 012.5 мм., расчетное число Маха М=1.85) в которое коаксиально вставлялись исследуемые стержни 2 диаметром 08 мм..

длинной 100 мм., форма боковых поверхностей

моделей показана на рис 2, рельеф наносился на часть стержня, выступающую из сопла, материал стержней -текстолит В процессе эксперимента фиксировались давление торможения в форкамере и статическое давление на срезе сопла, а также температура

торможения потока хромель-копелевой термопарой.

Температура поверхности стержня (равновесная

температура) измерялась при помощи тепловизионной системы

ТегшаСАМ|м8С3000, что позволяло не вносить возмущение в сверхзвуковой поток и фиксировать изображение с хорошим пространственным разрешением. Газодинамическая визуализация картины течения производилась теневым прибором ИАБ-451. Фиксация измеряемых величин происходила, только после достижения процессом стационарного состояния

Аналогично исследовалось влияния формы торца на коэффициент восстановления температуры, эскизы торцов стержней приведены на рис.3. Модели представляли из себя цилиндрические, текстолитовые стержни, с гладкими образующими, которые коаксиально вставлялись в осесимметричное сверхзвуковое сопло

Рис.1. Схема рабочей части экспериментального стенда:

/-сверхзвуковое осесимметричное сопло; 2-модель; 3-форкамера; -/-термопара; 5-насадок полного давления

7 3,5

ч-

а

12,3

ь

8,4

Ч О

ь

Jb

-

d

Рис.2. Формы боковых Рис.3. Формы торцов

поверхностей моделей: «-гладкий стержень; Л-облунненый стержень, с-с кольцевыми выточками со скругленными краями; <1- с

прямоугольными выточками

Влияние положительного градиента давления на равновесную температуру стенки, исследовалось на стенде рис 1, на модели рис 4.. Дополнительно к соплу прикреплялся осесимметричный перфорированный насадок, который доводил скорость потока до расчетного значения, соответствующего заданному перепаду давления (в форкамере и в окружающей атмосфере) и выравнивал его Эта мера предпринималась для максимального снижения влияния нерасчетности потока, т.к. магистрали сжатого воздуха не хватало для обеспечения

расчетного режима истечения Дополнительно к вышеописанным измерениям добавились измерения статического давления на поверхности модели, с этой целью в модель были заделаны приемники статического давления, которое фиксировалось при помощи датчиков фирмы Honeywell Приемники представляли из себя медные

трубочки диаметром 0.5 мм., приемные отверстия которых располагались "заподлицо" с поверхностью модели.

Экспериментальный стенд для исследования равновесной температуры стенки при течении смеси газов с низким значением критерия Прандтля показан рис.5

Рис.5. Схема экспериментального стенда для измерения равновесной температуры стенки при течении смеси газов: /- плоское сверхзвуковое сопло; 2- форкамера;5- баллоны со сжатым газом; 4-расходомерные сопла; 5,6,10- манометры; 7- термопары; 8- нагреватель; 9- тепловизор

Он состоял из плоского сверхзвукового сопла (ширина и высота критического сечения 5x6 мм.) -/, изготовленного из материала с низким значением коэффициента теплопроводности (капролон ), нагревателя (для подогрева смеси газов)-5, камеры смешения-2, баллонов со сжатым аргоном, водородом, воздухом-.?. Одна из стенок сверхзвукового сопла представляло собой инфракрасное окно, изготовленное из монокристалла KCl, так как в работе использовалась аппаратура, работающая в инфракрасном диапазоне В процессе эксперимента измерялось давление в форкамере-/0, статическое давление на срезе сопла-б, давление перед расходомерными шайбами-5, температура торможения потока и температура внешней стенки сопла-7, расходы компонентов смеси измерялись расходомерными шайбами-4 При помощи тепловизора-9 марки ThermaCAM SC3000, через инфракрасное окно, фиксировалось температурное поле стенки сопла. Эксперимент проводился в два этапа: первый - тестовые испытания на воздухе, второй-

исследование течения смеси газов аргона и водорода Концентрация компонентов смеси определялась по величинам их массовых расходов Коэффициент восстановления температуры рассчитывался по соотношению:

г = 1-

Т'-Т

о сп

т*

•+1

На базе одномерных уравнений газовой динамики рассчитывалось число Маха потока, температура торможения и равновесная температура стенки брались непосредственной из измерений. Суммарная относительная погрешность косвенного измерения величины коэффициента восстановления температуры в случае использования воздуха в качестве рабочего тела составила 2.5 %, в случае смеси газов 7.8 %.

В третьей главе приведены результаты исследований и сравнение их с известными данными других исследователей.

При исследовании влияния формы боковой поверхности стержня, на первом этапе, для тестирования методики измерения, использовался гладкий стержень, так как в данном случае величина коэффициента восстановления известна из многочисленных экспериментальных данных и составляет 0.89±0.01. Коэффициент восстановления составил 0.9, что говорит о верной методике измерения При проведении эксперимента с гладким стержнем наблюдалось заметное уменьшение температуры торца Визуализация газодинамической картины течения (рис.6, а) показала, чю на некотором расстоянии от торца стержня видна ярко выраженная оптическая неоднородность, можно предположить, что в этом месте происходит интенсификация обмена теплом между омывающим потоком и потоком заторможенным в пограничном слое за счет образования вихревых структур. Как впервые было показано в экспериментах Эккерта [1], равновесная температура стенки цилиндра, расположенного нормально к направлению потока, в задней лобовой точке может быть даже ниже термодинамической температуры потока Аккерет связал это с периодическим срывом вихрей. Как известно[2], специфические вихревые течения могут генерировагься при помощи создания на поверхности модели различного рода неровностей. В данной работе сравнивались три вида вихреобразующего рельефа: полусферические лунки, расположенные в шахматном порядке, кольцевые проточки со сглаженными краями, кольцевые проточки с прямоугольными краями, причем отношение ширины углубления к его глубине и шаг между ними выдерживались

одинаковыми. Число Маха на срезе сопла достигало величины Л/„=1.85. Изначально стержни находились при комнатной температуре Г»297 К.

Процесс достижения

стационарного теплового состояния после подачи во¡духа на экспериментальный стенд

фиксировался при помощи тепловизора В иш<е. во всех случаях наблюдалось характерное

чередование минимумов и максимумов температуры, на поверхности исследуемых стержней. В случае облуненного стержня рис 7, в более холодные области распола!ались ¡а лунками, более горячие в лунках Похожая картина наблюдалась и на остальных моделях, только при использовании стержня с кольцевыми выючками со скругленными краями (рис 7, с) площадь более холодных областей была значительно больше, и температуры в них несколько ниже, с (1

чем в остальных случаях. Рис.6. Теневые фотографии обтекания-

Визуализация газодинамической сверхзвуковым (Л/„=1 85) потоком стержней картины течения показала наличие а-гладкий стержень; 6-облунненый стержень; с-с над углублениями ярко выраженных кольцевыми выточками со скругленными оптических неоднородностей, краями; <!■< прямоугольными выточками

предположительно, это вихревые

структуры интенсифицирующие теплообмен между заторможенным и основным потоком Величина коэффициента восстановления температуры, посчитанная по средней температуре поверхности, имела наименьшее значение 0 86 в случае модели с рис.2 с, наименьшее локальное значение получено на той же модели и составило 0.838 Несмотря на небольшое отличие в значениях коэффициента восстановления для гладкой поверхности 0.9 и рельефной 0.86, при больших числах Маха равновесные температуры стенок этих поверхностей будут отличаться на сотни градусов.

Как уже

отмечалось, значительное уменьшение температуры торца стержня, вы шало интерес о выявлении связи между формой торца и его гемперагурои Методика проведения экспериментального исследования не

изменялась На гладкой I ^ боковой поверхности, как ^Н ^Н и следовало ожидать.

^Н ^Н 10 коэффициент

^В ^Н восстановления имел

^Н s величину 0 9 Интересные

^Н ^В результаты получились на

„ 6 горцах стержней рис 8

тЯИг ' Козффициен i

восстановления температуры, а.

следовательно, и

равновесная температура стенки зависят от угла раскрытия конуса на торце Как видим, имеется минимум 0 79 Это можно объяснить положением точки отрыва

пограничного слоя на

торце стержня В случае, когда угол раскрытия торца равен 180° образующийся в донной области вихрь затягивает часть газа заторможенного в пограничном слое на боковой поверхности и имеющего более высокую термодинамическую температуру, чем газ в ядре потока и поэтому охлаждение не получается столь значительным В случае, угла раскрытия 67° течение близко по свойствам к течению около боковой поверхности отрыв потока если и происходит, то у самого конца торца, что также не приводит к существенному охлаждению. В то время как, при углах 90° и 127° поток ускоряется при обтекании излома, падает термодинамическая температура,

Рис.7. Тепловизионные температурного поля стержней, обтекаемых сверхзвуковым потоком воздуха Число Маха М„ Л 85, температура торможения Т0 =293К-а-гладкий стержень, 6-облунненый стержень, с-с кольцевыми выточками со скругленными краями; с1-с прямоугольными выточками

обра:уюшссся вихревое течение в донной области, интенсифицирует отвод гепла от поверхности и, соответственно, торец приобретает более низкую, чем в предыдущих случаях температуру.

0.85 0.84 0.83 0.82 0.81 0.8 0.79 0.78

50 80 110 140 170 град.

Рис.8. Зависимость коэффициента восстановления гемпературы от угла раскрытия конуса торца Влияние положительного градиента давления. Экспериментально, при помощи визуализации картины течения теневым прибором ИАБ-451, подбирался режим, при котором происходит бесскачковое торможения потока В данном случае эго происходило при числе Маха 1 55. Температура поверхности модели оставалась постоянной, на том же участке, где наблюдался непрерывный рост статического давления. В дальнейшем температура возрастает и достигает температуры торможения потока. Если рассчитать коэффициент восстановления температуры по длине модели то в области роста статического давления коэффициент восстановления остае|ся практически постоянной величиной, причем его значение 0.895, совпадает с многочисленными экспериментальными данными для тел вращения (конус, конус-цилиндр) В исследуемой модели не наблюдалось влияния положительного градиента на коэффициент восстановления температуры.

Влияние молекулярного числа Прандтя. Тестовые испытания, проведенные на установке рис. 5 при использовании воздуха в качестве рабочего тела, показали надежность выбранного метода экспериментального исследования. На рис. 10 приведено температурное поле стенки сверхзвукового сопла при обтекании его сверхзвуковым потоком воздуха

=t / /

—7 /

It

О 10 20 30 40 50 60 70 ХЛМ

а

Рст. Я I'M

1.04

1.03 1,02 1.01 1

0.99

О 20 40 60 X. ММ

Ь

Рис.9. Изменение параметров при обтекании модели сверхзвуковым потоком с положительным градиентом давления

Число Маха потока М„= 1 55: «-изменение температуры теплоизолированной стенки вдоль модели; 6-изменение статического давления вдоль модели

При использовании в качестве рабочего тела смеси газов аргона и водорода, основная цель была получить такое соотношение компонентов, при котором критерий Прандтля смеси имеет минимальное значение 0.36 В таком случае если верно выражение , которое хорошо зарекомендовало себя при обтекании плоской

платины воздухом, то один из способов увеличения эффекта газодинамической стратификации это использование рабочих тел с низким критерием Прандтля

f

1 A

A

J и >

V

35 30

го

V.

32,6*С

10 20 30 40 50 60 70

х,т 10]ГС

Рис.10. Температурное поле стенки сверхзвукового сопла, снятое тепловизором, при течение воздуха (сверху) Распределение температуры поверхности стенки вдоль оси сопла (снизу) М„= 1.6±0.02, Та =33°С

го 30 40 50 60 70 во

27 26 26 24 23 22 21 20 19

Рис. 11. Температурное поле стенки сверхзвукового сопла при течение аргоно-водородной смеси (сверху) Распределение температуры стенки вдоль оси сопла (снизу) Л/О=1.6±0.02, Г*=44°С

В данном случае число Маха потока составляло 1.6, смесь подогревалась таким образом, чтобы температура стенки сопла была равна температуре окружающего внешнюю сгенку воздуха Устанавливались необходимые расходы компонентов для получения минимальных критериев Прандтля возможных для данной смеси На рис.11 приведена тепловая фотография стенки сопла, омываемой сверхзвуковым потоком аргон-водородной смеси Коэффициент восстановления температуры получился равным 0 8+0.01 для диапазона чисел Прандтля 0 364-0 385 На рис 12 приведены расчеты значений коэффициента восстановления температуры по наиболее известным полуэмпирическим зависимостям, таким как зависимость Себана [3]. полученная для развитого турбулентного пограничного слоя'

г = 1 -(4 71-4 115-0 60 ^г)^"02, где В=5Рг+1 — (1 1)

' 5/>г+1 2

Выражение Широкова[4]:

г = 1 - 4 55(1 ~ Рг) 2. (12)

Влияние числа Маха учитывает теоретическая формула Туккера и Мазлена[5]

г = Ргт, (1.3)

где

ЗЫ + 1+ М,

Многопараметрическая зависимость Ротта[6] учитывает влияние турбулентного числа Прандтля и местного коэффициента поверхностного трения'

С (С V5

г = Рг1 + Ь(Рг-Рг1)~^ + 1(\-РгЛ-^\ , (14)

где Ь - некоторая функция отношения Рг/ Рг,.

Как можно видеть из рисунка 12, в области значений чисел Прандтля характерных для воздуха (0 7-0 72) только кривые 1 и 2 проходят несколько выше, в то время как другие зависимости удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными для воздуха. В случае смеси газов с низким значением критерия Прандтля, наиболее близка к полученным экспериментальным точкам, дает методика, предлагаемая в работе [7].

г 096 0.9 0.86 08 0.75 07 0.66 ae

0.66 05

02 0.3 04 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 Fr

Рис.12. Изменение коэффициента восстановления температуры в зависимости от числа Прандтля при М0= 1.6 и Res=2.5* 106' 1- но (1 I), 2- по (1 2); 3- по (1 3); 4- по г - Ч¥г ; 5,6- по данным работы [7] для Рг,=0.9 и Рг,=0 85. соответственно; 7- зависимость (1.4) по данным [7] для Рг,=0 85; 8-экспериментапьные точки для воздуха; 9- экспериментальные точки для смеси аргон-водород

В заключении приведены выводы по работе

1. Показано существенное влияние формы обтекаемой поверхности на величину коэффициента восстановления температуры. Наименьшие значения коэффициентов восстановления отмечены в донной области обтекаемого тела Даны практические рекомендации по выбору геометрии обтекаемого тела для получения минимальных значений равновесной температуры стенки.

2 Вывод о заметном влиянии положительного градиента давления на величину коэффициента восстановления, согласно рабогам ряда авторов, не подтверждается эксперимент ально.

3 Получены экспериментальные данные по влиянию критерия Прандтля на

величину коэффициента восстановления. Показано, что рекомендуемая формула

г ~ IfPr , дает существенно заниженные результаты, по сравнению с экспериментом,

в области низких значений чисел Прандтля.

СПИСОК РАБОТ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

А Г Здитовец, ЮА Виноградов, А И Леонтьев, ММСтронгин Влияние формы поверхности теплоизолированного стержня на коэффициент восстановления температуры Тез. докл. науч. конф. Ломоносовские чтения Секция механики. - М.: МГУ, 2004. - 168 с.

Ю А Виноградов, И К Ермолаев, А Г Здитовец, АН Голиков Исследование ко)ффициента восстановления температуры при сверхзвуковом течении смеси газов//Сб матер в 2 т Четвертая международная школа-семинар - С -П 2004 -Т.1.С. 118-119.

Ю А Виноградов, К С Егоров, А Г Здитовец, А И Леонтьев, М М Стронгин Влияние формы центрального тела сверхзвукового сопла на коэффициент восстановления температуры Тез. докл. Современные проблемы аэрогидродинамики: X школы-семинара под руководством академика РАН Г.Г. Черного. - М : МГУ, 2004. -67 с.

А Г Здитовец Измерение равновесной температуры стенки сверхзвукового сопла при течении смеси газов с низким значением числа Прандтля//7 руды конференции конкурса молодых ученых. -М.: МГУ, 2004. -С.113-120. ЮА Виноградов, И К Ермолаев, А Г Здитовец, А И Леонтьев Измерение равновесной температуры стенки сверхзвукового сопла при течении смеси газов с низким значением числа Прандтля//Известия РАН, серия г)иер1стика-2005.-№4,-С. 128-133.

Повышение тепловой эффективности теплообменного аппарата на основе трубы Фильда / НИИМ МГУ и МГТУ им. Н.Е. Баумана ; Руководитель А И Леонтьев: Исполн.: ЮА Виноградов, КС Егоров, С А Бурцев, А Г Здитовец, ММ Стронгин № ГР 01.20.00.12910 Инв №4748 -М , 2005 -39 с.

А Г Здитовец Измерение равновесной температуры стенки модели, обтекаемой сверхзвуковой струей с положительным градиентом давления/ЛГруды 15-ой школы-семинара молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И Леонтьева в 2-ух т. - М . МЭИ,. Т. 1, 2005, С 80-83

ЮА Виноградов, А Г Здитовец, ММ Стронгин. Измерение коэффициента восстановления температуры при градиентном течении. Ломоносовски4 чтения I езисы докладов научной конференции. Секция механики, 19-28 апреля 2005, Москва, МГУ им. М.В. Ломоносова - М • Из-во Московского университета, - в печати

9. Изучение влияния формы поверхности на температуру теплоизолированного тела, обтекаемого сверхзвуковым потокам газа/ Отчет НИИМ МГУ и МГТУ им Н Е Баумана ; Руководитель Леонтьев А И:. Исполн.: Виноградов Ю А , Здитовец А Г. Стронгин ММ и др./ № ГР 01.2000.12910 Инв.№ 4762. -М„ 2005 - 122 с.

ОБОЗНАЧЕНИЯ

Т* - 1 о температура торможения потока, К

Tim — температура теплоизолированной стенки, К

k ~ показатель адиабаты.

К - число Маха невозмущенного потока.

Re — критерий Рейнольдса.

Рг — критерий Прандтля,

Рг, ~ турбулентный критерий Прандтля.

С/ - местный коэффициент трения.

ЦИТИРУЕМАЯ ЛИТЕРАТУРА

[1] Eckert Е, Weise W Measurement of temperature distribution on the surface of unheated bodies in hight velocity flow//Forschung auf dem Gebiete des Ingenieurwesens, vol.13, 1942, pp.246-254.

[2] Афанасьев В H, Леонтьев А И, Чудновский Я П Теплообмен и трение на поверхности с регулярным рельефом сферических вогнутостей ИТФ. Т63 №1 1991.С. 23-27.

[3] Seban RA Analysis for the heat transfer to turbulent boundary layers in high velocity flow//P. h. D. Thesis, Berkley: Univ. Calif., 1948. p.234

[4] Shirokow M The influence of the laminar boundary upon heat transfer at hight i' velociiies//techmcal Physics of the USSR, vol.3, №12, 1936, p 1020.

[5] Tuker M. Maslen S H Turbulent Boundary-Layer Temperature Recovery Factor in Two-Dimensional Supersonic Flow//NACA TN, № 2296,1951. •

[6] Шликтинг Г Теория пограничного слоя,- М' Наука, 1974. 711 с.

[7] Лущик В Г, Якубенко АЕ, Леонтьев А И и др Исследование условий

восстановления полного давления в охлажденном канале//Отчет инв №4693.М..МГУ 2004. 64 с.

А.Г. Здитовец

ИЗУЧЕНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ПОВЕРХНОСТИ И КРИТЕРИЯ ПРАНДТЛЯ НА ТЕМПЕРАТУРУ ТЕПЛОИЗОЛИРОВАННОГО ТЕЛА, ОБТЕКАЕМОГО СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ ГАЗА

Автореферат

Подписано к печати 31.08.2005 Формат 60x84/16

Печать офсетная Уч.-изд.л. 1.2 Усл.печ.л. 0.99

Тираж 100 экз._Заказ № 23_Бесплатно

ОИВТ РАН.125412, Москва, ул. Ижорская,13/19

Р15327

РНБ Русский фонд

2006-4 12076

Заключение

1. Показано существенное влияние формы обтекаемой поверхности на величину коэффициента восстановления температуры. Наименьшие значения коэффициентов восстановления отмечены в донной области обтекаемого тела. Даны практические рекомендации по выбору геометрии обтекаемого тела для получения минимальных значений равновесной температуры стенки.

2. Вывод о заметном влиянии положительного градиента давления на величину коэффициента восстановления, согласно работам ряда авторов, не подтверждается экспериментально. $ д(ХННШ ЗКСпгриментах.

3. Получены экспериментальные данные по влиянию критерия Прандтля на величину коэффициента восстановления. Показано, что рекомендуемая формула дает существенно заниженные результаты, по сравнению с экспериментом, в области низких значений чисел Прандтля.

1. А.И. Леонтьев. Газодинамические методы температурной стратификацииобзор)// Изв. РАН. МЖГ.- 2002.- № 4.- С. 6-26

2. А.И. Леонтьев. Газодинамический метод энергоразделения газовыхпотоков. // ТВТ.- 1997.- т. 35.- № 1.- С. 157-159

3. Johnson Н., Rubesin M.W. Aerodynamic heating and convective heat transfersummary of literature survey // Trans. ASME.- 1949.- V.75.- №5.- P.447-452

4. W.F.Hilton. Thermal effects on bodies in an air streams// Proceedings of the

5. Royal Society of London,series A.- 1938.- V.168.- October.- P.43-57

6. E.Eckert, W.Weise. Measurement of temperature distribution on the surface ofunheated bodies in hight velocity flow// Forschung auf dem Gebiete des Ingenieurwesens.- 1942.- V.13.- P.246-254

7. G.Eber. Experimetal research on friction temperature and heat transfer forsimple bodies at supersonic velocities // German Archive Report 66/57.1941.- part 1,- November.

8. W.R.Wimbrow. Experimental investigations of temperature recovery factorson bodies of revolution at supersonic speeds// NACA TN 1975.- 1949.

9. G.Ackerman. Plate thermometre in hight velocity flow with turbulent boundarylayer// Forschung auf dem Gebiete des Ingenieurwesens.- 1942.- V.13.-P.226-235

10. R.A.Seban. Analysis for the heat transfer to turbulent boundary layers in high velocity flow // P. h. D. Thesis.- Berkley: Univ. Calif., 1948.- 234 p.

11. M.Shirokow. The influence of the laminar boundary upon heat transfer at hight velocities // technical Physics of the USSR.- 1936.-V.3.- №12.- P.1020

12. Tuker M., Maslen S.H. Turbulent Boundary-Layer Temperature Recovery Factor in Two-Dimensional Supersonic Flow// NACA TN 2296.-1951

13. H.A.Stine, R.Scherrer. Experimental investigation of the turbulent boundary layer temperature recovery factor on bodies of revolution at Mach numbers from 2,0 to 3,8// NACA TN 2664.- 1952

14. J.O.Reller, F.M.Hamaker. Temperature recovery factors on a slender cone-cylinder at Mach numbers from 3,0 to 6,3 and angles of attack up to 45°// NACA RM A55G20.- 1955

15. Stalder I.R., RubezinM.W., Tendeland T. A determination of the laminartransitional and turbulent boundary layer temperature recovery factors on a flat plate in supersonic flow// NACA TN 2077.- 1950

16. J.RJack, B.Moskovitz. Experimental investigation of temperature recovery factors on a 10° cone at angle of attack at Mach number of 3,12// NACA TN 3256.- 1954

17. J.Kaye. Survey of friction coefficients recovery factors and heat-transfercoefficients for supersonic flow// Journ. Aero. Sei.- 1954.-V.21.- №2.- P.l 17129

18. Pappas C.C. Measurement of heat transfer in the turbulent boundary layer on aflat plate in supersonic flow and comparison with skin friction results// NACA TN 3222.-1954

19. Shoulberg R.H., Hill J.F., Rivas M.A. An experimental determination of flatplate recovery factors for Mach numbers between 1.9 and 3.14// Journ. Aero.Sci. 1954. - V.21.- № 11.- P.763-771

20. Tendeland T. Effect of Mach numbers and wall-temperature ratio on turbulentheat transfer at Mach numbers from 3.0 to 5.0 // NASA TR 16.- 1959

21. Adcock J.B., Peterson J.B., McRee D.Th. Experimental investigation of aturbulent boundary layer of Mach, high Reynolds numbers and zero heat transfer// NASA TN D-290. 1965

22. Scherrer R. Comparison of theoretical and experimental heat-transfer characteristics of bodies of revolution at supersonic speeds// NACA R 1055.1951.

23. Sanitjia S., Goldstein R.J. Forced convection heat transfer from a circular cylinder in crossflow to air and liquids// Int. J. Heat and Mass Transfer.- 2004.-V.47.- P.4795-4805

24. Walter L.W., Lange A.H. Surface temperature and pressure distribution on a circular cylinder in supersonic cross-flow//NAVORD Rep.2854 (Aeroballistic Res. Rep. 180) U.S. Naval Lab.- 1953

25. Goodwin G., Creager M.O., Winkler E.L. Ivestigation of local heat-transfer and pressure drag characteristics of a yawed circular cylinder at supersonic speeds// NACA RM A55H31.- 1956

26. Spence D.A. Velocity and enthalpy distribution in the compressible turbulent boundary layer on a flat plate// Printed in Great Britain at the University press, Cambridge. -1959-60. P. 368-387

27. Ronald M.S. Pressure gradient effects on Reynolds analogy for constant property equilibrium turbulent boundary layers// Int. J. Heat Mass Transfer.-1994.- V.37.- № 1.- P.27-41

28. Кутателадзе C.C., Леонтьев А.И. Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое.- М.: Энергоатомиздат, 1985.- 320 с.

29. Bartle Е., Leadon В. Experimental evaluation of heat transfer with transpiration cooling in a turbulent boundary layer at M=3.2// Journ. Aero.Sci.- 1960.- V.27.-№i. P.334-337

30. Харченко B.H. Течение и теплообмен на поверхности конуса при интенсивном вдуве газов. Труды ЦАГИ. Вып. 1068 №1967.

31. Rubezin M.W. An analytical estimations of the effects of transpiration cooling on the heat transfer and skin-friction characteristics of compressible turbulent boundary layer//NACA TN 3341.- 1954

32. Brinich P.F. A study of boundary-layer transition surface temperature distributions at Mach 3.12// NACA TN 3509.- 1955

33. Brinich P.F. Recovery temperatures and heat transfer near two-dimensional roughness elements at Mach 3.1// NACA TN4213.- 1958

34. Кашко А.А. О трёхмерном течении вязкой жидкости вблизи пластины с пространственной шероховатостью// Аэромеханика и газовая динамика.-2002.-№3.- С. 73-77

35. A.I. Leontiev, Yu.A. Vinogradov, S.M. Bednov, A.N. Golikov, I.K. Yermolaev,

36. E.V. Dilevskaya, M.M. Strongin. Effect of vortex flows at surface with hollowtype relief on heat transfer coefficient and equilibrium temprrature in supersonic flow// Experimental Thermal and Fluid Science. USA.- 2002.-№26.- P. 487-497

37. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Метов Х.Т., Усачов А.Е.

38. Численный анализ влияния вязкости на вихревую динамику при ламинарном отрывном обтекании лунки на плоскости с учетом ее асимметрии // Инженерно-физический журнал.- 2001.- Т.74.- №2,- С.62-67

39. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Пышный И.А. Численный анализвлияния на турбулентный теплообмен глубины сферической лунки на плоской стенке // Инженерно-физический журнал.- 2003.- Т.76.- №1.-С.52-59

40. Кузьма-Кичта Ю.А. Методы интенсификации теплообмена,- M.: Издательство МЭИ, 2001.- 112 с.

41. Гортышев Ю.Ф., Олимпиев В.В. Теплообменные аппараты с интенсифицированным теплообменом.- Казань: Издательство Казанского государственного технического университета, 1999.- 176 с.

42. Интенсификация теплообмена сферическими выемками при воздействии возмущающих факторов / Щукин А,В., Козлов А.П. и др.; под ред. акад. В.Е. Алемасова.- Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2003.- 143 с.

43. Ван Дрийст Е.Р., Конвективная теплопередача в газах: Сб. «Турбулентные течения и теплопередача»/под. ред. Линь Цзя-цзяою.-М.: ИЛ, 1963.

44. Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа.- М. .'Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1970.- 344 с.

45. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя,- М: Наука, 1974.- 711 с.

46. Лущик В.Г., Якубенко А.Е. Сверхзвуковой пограничный слой на пластине. Сравнение расчета с экспериментом// Изв. РАН. МЖГ.- 1998.-№ 6.- С. 64-78

47. Лущик В.Г., Якубенко А.Е., Леонтьев А.И. и др. Исследование условий восстановления полного давления в охлажденном канале// Отчет инв. №4693. М.:МГУ- 2004.- 64 с.

48. Лущик В.Г., Павельев А.А., Якубенко А.Е. Трехпараметрическая модель сдвиговой турбулентности// Изв. АН СССР. МЖГ.- 1978.- № 3.- С. 13-25.

49. Лущик В.Г., Павельев A.A., Якубенко А.Е. Трехпараметрическая модель турбулентности: расчет теплообмена// Изв. АН СССР. МЖГ.- 1986.- № 2.-С. 40-52

50. Сверхзвуковые течения газа в перфорированных средах/Г.Л. Гроздовский, A.A. Никольский и др.- М.: Машиностроение, 1967.- 143 с.

51. McLafferty G.H., Barber R.E. The effect of adverse pressure gradients on the characteristics of turbulent boundary layers in supersonic streams// J. of the Aerospace Sei.- 1962.- V.29.-№ 1.

52. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика.- M.: Издательство технико-теоретической литературы, 1953.- 736 с.

53. Мартынов А.К. Экспериментальная аэродинамика.- М.: Оборонгиз, 1958.348 с.

54. Грановский В.А., Сирая Т.Н. Методы обработки экспериментальных данных при измерениях.- Л: Энергоатомиздат. Ленингр. отд-ние, 1990,288 с.

55. Румшиский Л.З. Математическая обработка результатов эксперимента.-М.: Издательство «Наука», 1971.- 192 с.

56. Атлас плоских сопел/ Овсянников A.M., Пирумов У.Г. и др. М.:Изд-во МГУ, 1976.-235 с.

57. Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей.- М.: Наука, 1972.- 720 с.

58. Физические величины: Справочник/ Под ред. И.С. Григорьева, Е.З. Мейлихова,- М.: Энергоатомиздат, 1991.- 1232 с.

59. Теория тепломассообмена: Учебник для технических университетов и вузов / С.И. Исаев, И.А. Кожинов, В.И. Кофанов и др.; Под ред. А.И. Леонтьева. Изд-во МГТУ им.Н.Э.Баумана, 1997. - 683 с.

60. Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения (методы и приборы).- М.: Издательство «Наука», 1964.- 720 с.

61. Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика.- М:, Издательство «Высшая школа»,1966.- 404 с.

62. П.Н.Романенко. Тепломассообмен и трение при градиентном течении жидкостей. М.: Энергия, 1971. - 568 с.

63. Пиралишвили Ш.А., Поляев В.М., Сергеев М.Н. Вихревой эффект. Эксеримент. Теория технические решения/ Под ред. А.И. Леонтьева.- М.: УНПЦ «Энергомаш», 2000. 412 с.

64. Теория теплообмена: Терминология/ Комитет научно-технической терминологии АН СССР/Отв. ред. Б.С. Петухов. -М.: Изд-во АН СССР,1967.- 83 с.

65. Здитовец А.Г., Виноградов Ю.А., Леонтьев А.И, Стронгин М.М. Влияниеформы поверхности теплоизолированного стержня на коэффициент восстановления температуры Тез. докл. науч. конф. Ломоносовские чтения Секция механики. М.: МГУ, 2004. - 168 с.

66. Виноградов Ю.А., Ермолаев И.К., Здитовец А.Г., Голиков А.Н. Исследование коэффициента восстановления температуры при сверхзвуковом течении смеси газов. // Сб. матер, в 2 т Четвертая международная школа-семинар.- С.-П: 2004.- Т.1. С. 118-119

67. Виноградов Ю.А., Егоров К.С., Здитовец А.Г., Леонтьев А.И., Стронгин

68. М.М. Влияние формы центрального тела сверхзвукового сопла на коэффициент восстановления температуры. Тез. докл. Современные проблемы аэрогидродинамики: X школы-семинара под руководством академика РАН Г.Г. Черного. М.: МГУ, 2004. -67 с.

69. Здитовец А.Г. Измерение равновесной температуры стенки сверхзвукового сопла при течении смеси газов с низким значением числа Прандтля // Труды конференции конкурса молодых ученых. -М.: МГУ, 2004.-С.113-120

70. Виноградов Ю.А., Ермолаев И.К., Здитовец А.Г., Леонтьев А.И. Измерение равновесной температуры стенки сверхзвукового сопла при течении смеси газов с низким значением числа Прандтля" // Известия РАН, серия Энергетика.- 2005.- №4.- С. 128-133